無人機(jī)發(fā)動機(jī)瞬態(tài)工況空燃比控制策略研究*

（空軍預(yù)警學(xué)院 武漢 430019）

1 引言

轉(zhuǎn)子發(fā)動機(jī)的結(jié)構(gòu)簡單，重量較輕，具有較好的高速性能，被廣泛作為小型無人機(jī)等軍事裝備的動力裝置［1～3］。為了使轉(zhuǎn)子發(fā)動機(jī)在不損失動力性的前提下，盡可能地降低燃油的消耗，減少有害物的排放，提高無人機(jī)的飛行性能，需要對轉(zhuǎn)子發(fā)動機(jī)的空燃比進(jìn)行精確控制。轉(zhuǎn)子發(fā)動機(jī)采用進(jìn)氣管內(nèi)噴油方式噴油，噴油器噴出的燃油會有一部分不可避免地在進(jìn)氣管內(nèi)壁上形成油膜，油膜蒸發(fā)后再和空氣混合進(jìn)入發(fā)動機(jī)工作室。在穩(wěn)態(tài)工況時，形成油膜的質(zhì)量和油膜蒸發(fā)的質(zhì)量可以很快建立動態(tài)平衡，因此油膜對空燃比的影響并不明顯。在瞬態(tài)工況時，由于油膜蒸發(fā)動態(tài)特性的影響，空燃比會出現(xiàn)偏大或者偏小的偏差［4～5］。

由于轉(zhuǎn)子發(fā)動機(jī)結(jié)構(gòu)緊湊，無法安裝氧傳感器，所以不能對空燃比進(jìn)行閉環(huán)反饋控制。本文結(jié)合轉(zhuǎn)子發(fā)動機(jī)實際工作過程，建立了轉(zhuǎn)子發(fā)動機(jī)動態(tài)模型，然后基于逆模型原理，設(shè)計了前饋燃油動態(tài)補(bǔ)償器，用于消除瞬態(tài)工況時油膜對空燃比控制的影響。

2 轉(zhuǎn)子發(fā)動機(jī)動態(tài)模型

2.1 進(jìn)氣系統(tǒng)動態(tài)子模型

轉(zhuǎn)子發(fā)動機(jī)進(jìn)氣系統(tǒng)動態(tài)模型是根據(jù)對進(jìn)氣系統(tǒng)內(nèi)空氣流動特性的分析建立的，根據(jù)理想氣體的狀態(tài)方程PV=mRT和質(zhì)量守恒定律可得如下進(jìn)氣系統(tǒng)動態(tài)方程［6～8］：

由進(jìn)氣系統(tǒng)動態(tài)方程可建立進(jìn)氣系統(tǒng)動態(tài)子模型的Simulink模型，如圖1所示。

圖1 進(jìn)氣系統(tǒng)動態(tài)子模型Simulink模型圖

2.2 進(jìn)氣管燃油動態(tài)子模型

圖2 燃油蒸發(fā)與油膜形成原理圖

由于燃油霧化不完全，從噴油器噴射的燃油進(jìn)入進(jìn)氣管后會有一部分在進(jìn)氣管壁面上形成油膜，所以燃油會分成兩部分進(jìn)入發(fā)動機(jī)工作室，一部分是完全霧化的燃油直接和空氣混合進(jìn)入，另一部分是沉積在進(jìn)氣管內(nèi)壁上的油膜蒸發(fā)后和空氣混合進(jìn)入。進(jìn)氣管燃油蒸發(fā)與油膜形成的原理圖如圖2所示。

根據(jù)質(zhì)量守恒原理，考慮燃油和油膜流量，進(jìn)氣管內(nèi)燃油動態(tài)方程［9］如下：

由燃油動態(tài)方程可建立燃油動態(tài)子模型的Simulink模型，如圖3所示。輸入量為噴油器噴出的燃油量（dotMfi），輸出量為進(jìn)入工作室中的燃油量（dotMfc）。

圖3 燃油動態(tài)子模型Simulink模型圖

3 燃油動態(tài)補(bǔ)償器模型

當(dāng)發(fā)動機(jī)工作在急加速或急減速等瞬態(tài)工況時，由于油膜蒸發(fā)的動態(tài)特性，油膜的增加量與蒸發(fā)量不相等，導(dǎo)致實際進(jìn)入工作室的燃油量不等于噴油器的噴油量，所以需要對瞬態(tài)工況進(jìn)行燃油補(bǔ)償，使得實際進(jìn)入工作室中的燃油量與進(jìn)氣空氣量的比值穩(wěn)定在理論空燃比附近。

基于逆模型原理，針對瞬態(tài)工況的燃油補(bǔ)償策略一般是在燃油動態(tài)模型前加入前饋燃油補(bǔ)償器［11］，瞬態(tài)工況燃油補(bǔ)償控制策略原理框圖如圖4所示。

圖4 瞬態(tài)工況燃油補(bǔ)償控制策略原理框圖

燃油補(bǔ)償器的作用就是消除或減小瞬態(tài)工況下油膜蒸發(fā)動態(tài)特性的影響，使進(jìn)入工作室中的燃油流量m˙fc與目標(biāo)燃油流量m˙fd盡可能相等，由此可得下列公式［12］：

由上述公式整理可得到燃油補(bǔ)償器模型方程如下：

由燃油補(bǔ)償器方程可建立燃油補(bǔ)償器的Simulink模型，如圖5所示。輸入量為目標(biāo)噴油質(zhì)量流量（dotMfd），輸出量為噴油器的噴油質(zhì)量流量（dot-Mfi）。

圖5 燃油動態(tài)補(bǔ)償器Simulink模型圖

4 補(bǔ)償器動態(tài)過程仿真分析

本文是以某型無人機(jī)轉(zhuǎn)子發(fā)動機(jī)為原型機(jī)進(jìn)行仿真分析的，仿真模型中涉及到的發(fā)動機(jī)相關(guān)參數(shù)均與原型機(jī)保持一致。轉(zhuǎn)子發(fā)動機(jī)相關(guān)參數(shù)見表1。

表1 轉(zhuǎn)子發(fā)動機(jī)相關(guān)參數(shù)

4.1 仿真過程

將燃油動態(tài)補(bǔ)償器模型與進(jìn)氣系統(tǒng)動態(tài)子模型和燃油動態(tài)子模型結(jié)合起來，在Matlab/Simulink中進(jìn)行仿真，輸入信號為節(jié)氣門開度TPS和轉(zhuǎn)速n，輸出量為空燃比AFR，比較經(jīng)過補(bǔ)償后的空燃比與理論空燃比14.7的偏差情況，以此來分析動態(tài)補(bǔ)償器對發(fā)動機(jī)瞬態(tài)工況時燃油動態(tài)過程的補(bǔ)償效果。仿真模型總體框圖如圖6所示。通過設(shè)定不同的節(jié)氣門開度變化信號來模擬發(fā)動機(jī)的加減速工況。

圖6 仿真模型總體框圖

4.2 仿真結(jié)果分析

圖7為模擬發(fā)動機(jī)加速瞬態(tài)工況時節(jié)氣門開度變化信號，設(shè)定節(jié)氣門初始開度為30°，在第5s時節(jié)氣門開度開始勻速增大，在第6s時增大至38°。在該工況下，對加燃油補(bǔ)償器和未加燃油補(bǔ)償器的發(fā)動機(jī)動態(tài)模型進(jìn)行仿真，其空燃比變化情況如圖8所示。

圖7 加速瞬態(tài)工況節(jié)氣門開度變化信號

圖9為模擬發(fā)動機(jī)減速瞬態(tài)工況時節(jié)氣門開度變化信號，設(shè)定節(jié)氣門初始開度為38°，在第4s時節(jié)氣門開度開始勻速減小，在第5s時減小至30°。在該工況下，對加燃油補(bǔ)償器和未加燃油補(bǔ)償器的發(fā)動機(jī)動態(tài)模型進(jìn)行仿真，其空燃比變化情況如圖10所示。

圖8 加速瞬態(tài)工況空燃比變化情況

圖9 減速瞬態(tài)工況節(jié)氣門開度變化信號

通過模型仿真結(jié)果可以看出，在加速或者減速瞬態(tài)工況下加入前饋燃油補(bǔ)償器后，實際空燃比與理論空燃比的最大偏差相比較于無燃油補(bǔ)償時有了明顯的降低，且實際空燃比的穩(wěn)定調(diào)節(jié)時間也大大縮短，說明該燃油補(bǔ)償器能夠有效地消除油膜蒸發(fā)對空燃比的影響，提高瞬態(tài)工況下空燃比控制的精度。

圖10 減速瞬態(tài)工況空燃比變化情況

5 結(jié)語

轉(zhuǎn)子發(fā)動機(jī)加減速瞬態(tài)工況下的空燃比控制對提高發(fā)動機(jī)燃油經(jīng)濟(jì)性和排放性具有重要意義。本文以轉(zhuǎn)子發(fā)動機(jī)數(shù)學(xué)模型作為受控對象，建立了瞬態(tài)工況下空燃比控制的仿真模型并進(jìn)行仿真分析。仿真結(jié)果表明，前饋燃油動態(tài)補(bǔ)償器能夠很好地補(bǔ)償瞬態(tài)工況下空燃比的變化，有效地把實際空燃比控制在理論空燃比一定范圍內(nèi)。